吳繼飛,王元靖,羅新福,錢豐學(xué)

(1.空氣動力學(xué)國家重點實驗室,四川綿陽 621000;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心,四川綿陽 621000)

0 引 言

在現(xiàn)代飛機(jī)和武器設(shè)計中,航空航天器的多體安全分離一直是人們關(guān)注的重要問題[1-4]。這些多體包括機(jī)載武器、副油箱、保護(hù)頭罩等等,由于外掛物處于載機(jī)復(fù)雜干擾流場中,在分離過程中如果出現(xiàn)意外,往往容易導(dǎo)致外掛物與載機(jī)發(fā)生碰撞,嚴(yán)重危及載機(jī)和飛行人員的安全。多體干擾與分離涉及到流動分離、激波/旋渦干擾、激波/激波干擾等復(fù)雜流動現(xiàn)象,因此,利用CFD對該問題進(jìn)行模擬存在較大困難。為了準(zhǔn)確獲得多體干擾與分離的氣動力數(shù)據(jù),必須依靠風(fēng)洞試驗進(jìn)行研究。

氣動中心高速所于2008年針對某典型構(gòu)型航天飛行器的多體干擾與分離在FL-31高超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行了相關(guān)研究,在該風(fēng)洞中發(fā)展了相應(yīng)的試驗技術(shù),并進(jìn)行了試驗驗證。研究結(jié)果表明,該系統(tǒng)設(shè)計合理,達(dá)到了預(yù)期目標(biāo)。

1 研究模型及風(fēng)洞

研究模型由再入體模型與助推器模型組成,再入體模型由頭部、后段、尾翼組成,全長342.55mm,翼展192.73mm。助推器模型為鈍頭旋成體,等直段直徑37.27mm,模型總長為190.37mm。模型示意圖如圖1。

試驗名義馬赫數(shù)為7,再入體迎角為0°,助推器迎角為0°、-2°、2°,助推器模型相對再入體模型向前運動(逆來流方向),直至基本脫離再入體模型的頭部激波對其的干擾。

圖1 試驗?zāi)Ｐ褪疽鈭DFig.1 Sechematic of test models

在氣動中心高速所的FL-31高超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行研究,該風(fēng)洞是中國設(shè)計建造的第一座暫沖、下吹、引射式高超聲速風(fēng)洞。風(fēng)洞出口直徑 Φ 0.5m,試驗段為半開口自由射流式,在上下駐室內(nèi)分別設(shè)有模型支撐機(jī)構(gòu),均可快速插入試驗段。試驗名義馬赫數(shù)范圍為5～12。

2 關(guān)鍵技術(shù)及解決措施

在高超聲速風(fēng)洞中建立多體干擾與分離試驗技術(shù)成功與否取決于兩個關(guān)鍵因素：(1)能否對多體間的分離進(jìn)行準(zhǔn)確模擬;(2)能否對多體分離時的干擾特性進(jìn)行精確測量。

為在FL-31風(fēng)洞實現(xiàn)對多體分離的模擬,經(jīng)過反復(fù)研究,制定了以下總體方案。試驗方案結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。

圖2 試驗方案結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Sechematic of test system

(2)某些條件下,下機(jī)構(gòu)為了滿足助推器模型分離行程要求,需將其提升至噴管軸線附近,因此再入體模型也應(yīng)相應(yīng)向上提升一定的高度,使再入體模型縱軸在風(fēng)洞軸線上方;

(3)采用水冷天平對再入體模型的氣動力進(jìn)行測量,并使模型的安裝位置處于風(fēng)洞光學(xué)觀察窗可見范圍之內(nèi);

(4)由于助推器模型尺寸以及所受載荷都比較小,因此需研制加工中溫、小載荷天平,必須充分考慮其熱防護(hù)問題;

(5)為實現(xiàn)助推器模型迎角變化并減小尾支桿對分離特性的干擾,設(shè)計加工帶有一定角度的拐臂支架;

(6)利用風(fēng)洞紋影系統(tǒng)觀測并記錄再入體模型與助推器模型分離過程中的激波干擾情況。

通過上述方案實現(xiàn)多體干擾與分離在FL-31風(fēng)洞中的準(zhǔn)確模擬和精確測量。

3 試驗系統(tǒng)設(shè)計

為實現(xiàn)再入體模型從風(fēng)洞試驗段流場中心線上移且保證其處于風(fēng)洞流場均勻區(qū)的目的,設(shè)計并加工了與風(fēng)洞上投放機(jī)構(gòu)相連接的支架替換原有支架;采用尾支撐安裝方式,模型反裝,利用5N6-22C型號水冷天平測量再入體模型的氣動力;為保證安全并節(jié)省試驗時間,再入體模型采用非投放方式進(jìn)行試驗。該天平圖片如3所示。

其中mk代表了第k個采樣的芯片，M是采樣的總和，其基數(shù)是仿真中采樣的數(shù)量.在上述模型中，緩沖器延遲下限r(nóng)i是變量，并由解算器決定.約束式(12)要求延遲范圍包括0在內(nèi).在每一次解決完優(yōu)化問題式(7)～(12)以后，我們標(biāo)記第mk采樣的緩沖器調(diào)整數(shù)目是nk.

圖3 5N6-22C天平Fig.3 Photo of 5N6-22Cbalance

采用上述方式對再入體模型完成安裝以后,模型中心線在風(fēng)洞中心線上方90mm,模型頭部距離風(fēng)洞噴管出口61mm,通過風(fēng)洞側(cè)壁的光學(xué)觀察窗基本上能觀測到整個模型。

助推器模型安裝在風(fēng)洞5自由度下投放機(jī)構(gòu)上。針對助推器模型所受載荷小、尺寸小、無法對天平實現(xiàn)水冷的特點,研制了5N6-14B小量程中溫天平;在熱防護(hù)方面,設(shè)計并加工了隔熱套對天平進(jìn)行隔熱保護(hù),隔熱套材料為耐高溫玻璃纖維。天平如圖4所示。

為了減小分離過程中助推器模型尾支撐的干擾影響,設(shè)計并加工了助推器模型專用拐臂支架,如圖5所示。

圖4 5N6-14B天平Fig.4 Photo of 5N6-14B balance

圖5 助推器模型支架Fig.5 Bracket of booster model

拐臂支架的A-A截面為危險截面,根據(jù)細(xì)長旋成體理論對助推器模型的氣動載荷進(jìn)行了估算,并以此對A-A截面進(jìn)行了強(qiáng)度計算,計算結(jié)果表明上述載荷在該截面產(chǎn)生的應(yīng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于材料(35CrMnSiA)的許用應(yīng)力,而且拐臂的彈性變形很小,完全滿足試驗要求。為了減弱天平支桿對天平元件的傳熱,對天平支桿也進(jìn)行了熱防護(hù),具體做法是在天平支桿上噴涂耐高溫漆并包裹耐高溫材料。

多體干擾與分離特性與其相對位置密切相關(guān),在該系統(tǒng)中,以風(fēng)洞噴口中心為參照確定模型位置及姿態(tài),并通過風(fēng)洞下投放機(jī)構(gòu)的運動實現(xiàn)模型間相對位置的變化。先通過地面聯(lián)調(diào)確定模型間的初始位置,并模擬兩者的相對運動過程,之后再進(jìn)行風(fēng)洞試驗。

研究共進(jìn)行了4種不同狀態(tài)下分離試驗：①再入體模型迎角(α1)、助推器模型迎角(α2)均為 0°,先確定再入體模型的位置,其頭部距離風(fēng)洞噴口61mm,其軸線與風(fēng)洞軸線重合,之后,確定助推器模型位置,通過下機(jī)構(gòu)運動使其頭部與風(fēng)洞噴口之間的距離為158.1mm,模型軸線在風(fēng)洞軸線下方54.6mm處,分離時,助推器模型逆氣流方向運動,步長為8mm,網(wǎng)格點數(shù)30個;②試驗?zāi)Ｐ陀蔷鶠?°不變,通過更換上投放機(jī)構(gòu)的連接支架,使再入體模型上移90mm,其余條件不變,通過下機(jī)構(gòu)運動調(diào)整助推器模型的初始位置,使其軸線處于風(fēng)洞軸線下方1.82mm處,其頭部距離噴管出口158.1mm,分離步長調(diào)整為6mm,網(wǎng)格點數(shù)不變;③/④狀態(tài)模型初始位置定義如下：在狀態(tài)②初始位置的基礎(chǔ)上,通過下機(jī)構(gòu)的運動改變助推器模型的迎角,迎角調(diào)整為2°/-2°(由于模型反裝,因此規(guī)定迎角向下為正,向上為負(fù)),之后根據(jù)助推器模型質(zhì)心與下機(jī)構(gòu)旋心之間的距離以及迎角對模型位置進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整,使模型質(zhì)心位置與0°迎角時相同,模型運動方式與狀態(tài)②相同。

4 地面校準(zhǔn)

再入體模型所用的5N6-22C天平靜校結(jié)果如表1,其中X、Y、Z分別表示天平軸向力、法向力、側(cè)向力,Mx、My、Mz分別表示天平滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩、偏航力矩。

表1 5N6-22C天平靜校結(jié)果Table 1 Static calibration results of 5N6-22Cbalance

助推器模型所用的5N6-14B天平靜校結(jié)果如表2。

表2 5N6-14B天平靜校結(jié)果Table 2 Static calibration results of 5N6-14B balance

靜校結(jié)果表明天平指標(biāo)滿足相關(guān)技術(shù)指標(biāo)要求。

采用風(fēng)洞下投放機(jī)構(gòu)實現(xiàn)助推器模型的運動,對該機(jī)構(gòu)投放方向(Y軸方向)以及模擬助推器模型分離方向(X方向)進(jìn)行了靜態(tài)調(diào)試與測量,定義機(jī)構(gòu)收縮狀態(tài)下Y=0,模型處于初始分離狀態(tài)下X=0,調(diào)試結(jié)果如表3。

根據(jù)調(diào)試結(jié)果計算下機(jī)構(gòu)的定位標(biāo)準(zhǔn)差如下：Δ|Y=70=0.035mm,Δ|X=80=0.033mm, Δ|X=160=0.032mm。表明風(fēng)洞下機(jī)構(gòu)的定位精確滿足多體分離試驗要求。

表3 下機(jī)構(gòu)定位精度調(diào)試結(jié)果(單位 ：mm)Table 3 Static debugging results of down installing system(unit：mm)

5 風(fēng)洞試驗驗證

對不同狀態(tài)下的模型進(jìn)行分離干擾試驗,試驗獲得的曲線如圖6所示。

助推器模型采用的是中溫天平,必須考核其熱防護(hù)效果,考察天平吹風(fēng)前后的初末讀數(shù)并進(jìn)行計算,其回零誤差在天平1σ誤差范圍之內(nèi),表明天平工作正常,熱防護(hù)措施有效。

圖6中的曲線表明再入體和助推器之間的相互氣動干擾在法向間距Y為54.6mm時隨X的變化較為劇烈,對各自的俯仰力矩系數(shù)影響也比較大,當(dāng)法向間距Y增大為91.8mm后,其相互氣動干擾隨X的變化相對平緩。曲線同時表明該試驗系統(tǒng)準(zhǔn)確測量了多體間的干擾情況,系統(tǒng)工作正常,試驗結(jié)果真實 、可信 。

圖7為典型分離位置時模型間激波干擾的紋影圖像,其中M=7,基于助推器模型最大直徑的雷諾數(shù)為6×105。圖中表明,模型間的激波干擾清晰可見,風(fēng)洞紋影系統(tǒng)能夠滿足試驗要求。

圖6 模型間的氣動干擾特性Fig.6 Interference characteristics between test models

圖7 典型狀態(tài)下的紋影照片F(xiàn)ig.7 Schlieren of typical test condition

6 結(jié) 論

通過該項研究,在FL-31風(fēng)洞中建立了多體干擾與分離試驗技術(shù)。整套試驗系統(tǒng)設(shè)計合理,能準(zhǔn)確模擬物體間的分離過程,并能精確測量多體干擾的氣動力特性,風(fēng)洞紋影系統(tǒng)能記錄多體間的激波干擾情況。

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